李廣超，曹喜峰，凌 旭,2，張 魏，寇志海

(1.沈陽航空航天大學(xué) 遼寧省航空推進(jìn)系統(tǒng)先進(jìn)測試技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,沈陽 110136;2.73602部隊(duì),南京 211100)

航空宇航工程

渦輪葉頂間隙密封冷卻綜合特性評估方法

李廣超1，曹喜峰，凌 旭1,2，張 魏1，寇志海1

(1.沈陽航空航天大學(xué) 遼寧省航空推進(jìn)系統(tǒng)先進(jìn)測試技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,沈陽 110136;2.73602部隊(duì),南京 211100)

為了評估帶氣膜冷卻渦輪葉頂間隙的密封和冷卻綜合特性，在強(qiáng)化傳熱綜合因子中引入氣膜冷卻效率,推導(dǎo)出了密封冷卻綜合因子表達(dá)式。其物理含義為：主流在一定功率作用并噴入一定量冷氣時(shí)，被評估的傳熱方式與基準(zhǔn)傳熱方式傳熱性能比。數(shù)值模擬獲得了動葉頂部隔板迷宮間隙氣膜冷卻和密封特性數(shù)據(jù)，利用該因子對密封冷卻綜合特性進(jìn)行了評估。結(jié)果表明：在研究的吹風(fēng)比內(nèi)，迷宮結(jié)構(gòu)的冷卻效果相比于平葉頂間隙有所改進(jìn)，隨著吹風(fēng)比減小，改進(jìn)程度先增加后減小；密封效果只有在高吹風(fēng)比時(shí)有所改進(jìn)。密封冷卻綜合特性都得到了改進(jìn)，吹風(fēng)比越小，密封冷卻綜合特性越好。

渦輪；密封；冷卻；綜合特性；評估方法

密封和冷卻是航空發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)中的兩個(gè)關(guān)鍵技術(shù)問題。對于渦輪葉頂間隙，不僅要求較少的泄漏量來提高渦輪效率，還要求對葉頂進(jìn)行有效冷卻，保證其不被高溫燃?xì)鉄龎?。Bunker提出了渦輪葉頂設(shè)計(jì)的關(guān)鍵問題：(1)如何對間隙進(jìn)行有效密封，減少間隙泄漏量，以期減小泄漏流與燃?xì)鈸交飚a(chǎn)生的渦輪氣動損失。(2)如何降低熱流密度，以期保證葉頂在材料容許的溫度范圍內(nèi)工作。(3)如何保證葉頂結(jié)構(gòu)與機(jī)匣之間的微弱摩擦導(dǎo)致極小的渦輪氣動損失[1]。

從葉頂氣膜孔噴出的冷氣不僅可以阻礙燃?xì)獾男孤┢鸬矫芊庾饔?，還可以降低泄漏燃?xì)獾膿Q熱溫度起到冷卻作用[2]。

有關(guān)葉頂間隙流動傳熱的研究都是單獨(dú)展開的。Chyu提出的在葉頂邊緣加肋條形成凹槽型葉頂結(jié)構(gòu)，對葉頂間隙進(jìn)行迷宮密封[3]。Wheelerhe，Zhou指出凹槽葉頂間隙內(nèi)形成V型流動，泄流量減少[4,5]。Li指出凹槽葉頂間隙泄漏渦主要受上游尾跡影響[6]。Palafox指出吸力面?zhèn)燃永邨l相對于平葉頂換熱系數(shù)減小了30%，葉頂最大換熱系數(shù)是最小換熱系數(shù)的5倍,換熱系數(shù)分布非常不均勻[7]。Shyam指出改變?nèi)~頂壁面曲率可以有效控制葉頂間隙內(nèi)激波結(jié)構(gòu)，從而改善氣動和傳熱特性，但是葉頂中弦區(qū)的換熱系數(shù)仍然很高[8]。

當(dāng)改變換熱特性時(shí)，通常伴隨著流阻的改變。如葉片內(nèi)部擾流肋強(qiáng)化換熱，在相同的雷諾數(shù)下，雖然換熱系數(shù)可以提高2～3倍，但是流阻也明顯增加[9-11]。凹坑強(qiáng)化傳熱在增加換熱系數(shù)的同時(shí)，流阻增加幅度與擾流肋強(qiáng)化換熱的流阻增加幅度相比則非常小[12]。

Webb在1972年綜合了換熱和流阻特性，提出了強(qiáng)化傳熱綜合因子[13]。Bunker利用該因子對凹坑的流動換熱綜合特性進(jìn)行了評估[14]。國內(nèi)也進(jìn)行了相關(guān)研究[15-16]。凹坑結(jié)構(gòu)的流動傳熱綜合特性明顯優(yōu)于擾流肋結(jié)構(gòu)的流動傳熱綜合特性。

Moffat綜合了氣膜冷卻中的換熱系數(shù)和冷卻效率，提出利用熱流比衡量氣膜冷卻特性[17]。很多學(xué)者都采用熱流比對不同結(jié)構(gòu)的氣膜冷卻特性進(jìn)行了評估[18-19]。本文針對葉頂間隙密封和冷卻問題，提出了密封冷卻綜合因子概念。在Webb和Moffat工作基礎(chǔ)上推導(dǎo)出了密封冷卻綜合因子表達(dá)式，對葉頂隔板迷宮結(jié)構(gòu)的密封冷卻特性進(jìn)行了評估。

1 衡量密封冷卻綜合參數(shù)的推導(dǎo)

Webb提出強(qiáng)化傳熱綜合因子為：

(1)

Q1=h1(Taw1-Tw1)

(2)

Q1=h2(Taw2-Tw2)

(3)

Taw1和Taw2為有氣膜冷卻時(shí)，冷氣和燃?xì)鈸交旌蟮膶α鲹Q熱特征溫度。Tw1和Tw2為換熱面的壁溫。

被評估方式的熱流量與基準(zhǔn)熱流量的比值為：

(4)

氣膜冷卻中，冷卻效率定義為：

(5)

該式表示氣膜冷卻降低燃?xì)鈸Q熱特征溫度的能力。引入壁面無量綱溫度為：

(6)

在發(fā)動機(jī)渦輪葉片氣膜冷卻中θ的變化范圍在0.5～0.6之間，并可以認(rèn)為是一個(gè)常數(shù)，本文中取0.5。由于Taw大于Tw，所以，冷卻效率一定小于壁面無量綱溫度。

將冷卻效率和壁面無量綱溫度代入熱流比表達(dá)式中，得到：

(7)

其中(θ-η)可以理解為氣膜冷卻中壁面和流體的換熱無量綱溫差，記為θ*，冷卻效率越大，該值越小，說明溫差越小，換熱量越少。

根據(jù)以上分析，衡量冷卻和密封綜合性能的表達(dá)式可以表達(dá)為：

(8)

該式的物理含義可以表述為：主流在一定功率作用并噴入一定量冷氣時(shí)，被評估的傳熱方式與基準(zhǔn)傳熱方式的傳熱性能比。當(dāng)針對密封冷卻問題時(shí)，追求目標(biāo)是熱流小，流阻大。該值越小，說明密封冷卻綜合性能越好。從式(8)可以看出，換熱系數(shù)越小，冷卻效率越大，熱流比越小，冷卻效果越好。同時(shí)流阻越大，密封效果越好。最終實(shí)現(xiàn)密封冷卻綜合因子χ就越小，該密封冷卻方式綜合性能越好。

2 動葉頂部隔板迷宮間隙密封冷卻特性評估

2.1 隔板迷宮葉頂結(jié)構(gòu)介紹

本文提出了采用隔板式迷宮進(jìn)行密封冷卻的葉頂結(jié)構(gòu)，如圖1所示，該結(jié)構(gòu)的優(yōu)點(diǎn)是，當(dāng)燃?xì)饬鬟^葉頂間隙時(shí)，隔板式迷宮對泄漏燃?xì)馄鸸?jié)流作用，增加流阻，導(dǎo)致泄漏量減少。當(dāng)冷氣從氣膜孔噴出對葉頂進(jìn)行氣膜冷卻時(shí)，冷氣在迷宮內(nèi)發(fā)生繞流流動，延長了冷氣流程，使冷氣的熱容利用率提高。

葉頂間隙與葉片弦長之比為2%，凹槽深度與葉片弦長之比為1%。氣膜孔直徑與葉片弦長之比為2%。葉柵進(jìn)氣角38度，出氣角為55度。

2.2 數(shù)值計(jì)算方法

本文采用Fluent對離散式隔板迷宮間隙的流動和氣膜冷卻特性進(jìn)行了計(jì)算。壓力和速度的耦合采用SIMPLE算法，運(yùn)動方程和動量方程的離散采用二階迎風(fēng)格式。采用realizable k-e湍流模型和增強(qiáng)壁面函數(shù)計(jì)算，壁面第一層網(wǎng)格的y+控制在5以內(nèi)?；谌~片弦長和入口速度的雷諾數(shù)為1×106。吹風(fēng)比定義為：

M=ρcuc/ρloculoc

(9)

ρc和ρloc分別為冷氣在氣膜孔入口的密度和主流來流密度，uc和uloc分別為冷氣在氣膜孔入口的平均速度和主流來流速度。吹風(fēng)比變化范圍為0.5～1.5。

圖1 迷宮葉頂結(jié)構(gòu)

圖2 吹風(fēng)比對換熱系數(shù)比的影響

從圖2可以看出，隨著吹風(fēng)比的增加換熱系數(shù)比值逐漸減少。說明吹風(fēng)比越大，迷宮減弱換熱的效果越明顯。吹風(fēng)比小于等于1時(shí)，換熱系數(shù)比值大于1，說明此時(shí)的隔板迷宮間隙強(qiáng)化了換熱。當(dāng)吹風(fēng)比大于1時(shí)，換熱系數(shù)比值小于1，說明此時(shí)隔板迷宮間隙削弱了傳熱。

從圖3可以看出，無量綱溫差比值隨著吹風(fēng)比的減小而減小。說明吹風(fēng)比越小，迷宮改善冷卻效率越明顯。在研究的吹風(fēng)比范圍內(nèi)，只有吹風(fēng)比1.5時(shí)的無量綱溫差比值大于1，而其余吹風(fēng)比下的無量綱溫差比值都小于1，說明隔板迷宮間隙有效的提高了冷卻效率。

從圖4可以看出，隨著吹風(fēng)比的增加，熱流比先減小后增大。最小熱流比發(fā)生在吹風(fēng)比1.0處，說明該吹風(fēng)比下氣膜冷卻最有效。在研究的吹風(fēng)比范圍內(nèi)，熱流比都小于1，說明隔板迷宮間隙的氣膜冷卻都削弱了傳熱。

圖3 吹風(fēng)比對無量綱溫差比值的影響

圖4 吹風(fēng)比對熱流比的影響

圖5 吹風(fēng)比對摩阻系數(shù)比的影響

從圖5可以看出，摩阻系數(shù)比值隨吹風(fēng)比的增加而減小。說明吹風(fēng)比越大，隔板迷宮間隙增加流阻的作用越小。說明冷氣的噴入在一定程度上減弱了隔板的節(jié)流特性。在研究的吹風(fēng)范圍內(nèi)，只有吹風(fēng)比1.5時(shí)的摩阻系數(shù)比小于1，而其它吹風(fēng)比下，摩阻系數(shù)比值都大于1，說明隔板迷宮間隙有效增加了流通阻力。

圖6 吹風(fēng)比對密封冷卻綜合因子的影響

從圖6可以看出，密封冷卻綜合因子隨著吹風(fēng)比的增加而增大，說明吹風(fēng)比越小，隔板迷宮間隙的密封冷卻綜合效果越好。在吹風(fēng)比小于等于1的范圍內(nèi)，密封冷卻綜合效果可以改進(jìn)20%。

對比圖4、圖5和圖6看出，吹風(fēng)比1.0時(shí)傳熱最弱，這是由于氣膜冷卻通常在降低燃?xì)鈸Q熱特征溫度的同時(shí)，增加了換熱系數(shù)，而二者的綜合作用體現(xiàn)出最佳吹風(fēng)比對冷卻特性的綜合影響，即吹風(fēng)比1.0時(shí)，達(dá)到最佳冷卻效果。吹風(fēng)比0.5時(shí)流阻最大，說明此時(shí)的流動阻力最大，間隙泄漏量最小，間隙泄露對葉柵氣動性能的影響最小。吹風(fēng)比0.5時(shí)密封冷卻綜合特性最好，這是換熱和流阻。

3 結(jié)論

(1)在流動傳熱綜合因子和氣膜冷卻熱流比表達(dá)式基礎(chǔ)上推導(dǎo)了能夠衡量密封和氣膜冷卻綜合特性的物理量——密封冷卻綜合因子。

(2)利用密封冷卻綜合因子對隔板迷宮葉頂間隙的流動傳熱特性進(jìn)行了評估。在不同吹風(fēng)比下，迷宮結(jié)構(gòu)體現(xiàn)出的密封冷卻綜合特性并不相同。迷宮結(jié)構(gòu)的冷卻效果相比于平葉頂間隙有所改進(jìn)，隨著吹風(fēng)比減小，改進(jìn)程度先增加后減??；密封效果只有在高吹風(fēng)比時(shí)有所改進(jìn)，密封冷卻綜合特性都得到了改進(jìn)，吹風(fēng)比越小，密封冷卻綜合特性越好。

[1]Bunker R S.Axial turbine blade tip:function,design,and durability[J].Journal of Propulsion and Power,2006,22(2)：271-285.

[2]Sayma A I，Vahdati M,Imregun M.An Integrated nonlinear approach for turbomachinery forced response prediction.PART I:Formulation[J].Journal of Tribology,2002,124(3):607-612.

[3]Chyu M K,Moon H K,Metzger D E.Heat transfer in the tip region of grooved Turbine blades[J].Journal of Turbomachinery,1989,111:131-138.

[4]Wheeler P S,Mary Q.Tip leakage losses in subsonic and transonic blade-rows[C].2011,GT2011-45798.

[5]Zhou C,Hodson H.The tip leakage flow of an unshrouded high pressure turbine blade with tip cooling[C].GT2009-59637，2009.

[6]Li J，Sun H，Wang J.Numerical investigations on the steady and unsteady leakage flow and heat transfer characteristics of rotor blade squealer tip[J].Journal of Thermal Science，2011，20(4)：556-560.

[7]Palafox P，Oldfield M L G，Ireland PT.Blade tip heat transfer and aerodynamics in a large scale turbine cascade with moving endwall[J].Journal of Turbomachinery,134：021020，2012.

[8]Shyam V，Ameri A.Comparison of various supersonic turbine tip designs to minimize aerodynamic loss and tip heating[C].GT2011-46390，2011.

[9]Han J C.Heat transfer and friction in channel with two opposite rib-roughed walls[J].ASME Journal of Heat Transfer,106(4):314-319,1998.

[10]Han J C,Park J S,Lei C K,et al.Measurement of heat transfer and pressure drop in a rectangular channel with turbulence promoters[J].NASA Contractor Report 4015;AVSCOM Technical Report 86-C-25,1986.

[11]Han J C.Heat transfer and friction characteristics in rectangular channels with rib turbulators[J].ASME Journal of Heat Transfer,1998,110：21-328.

[12]Af anas yev V N,Chudnovs ky Y P,Leont iev A I,et al.Turbulent of low friction and heat transfer characteristics for spherical cavities on a flat plate[J].ExpTherm Fluid Sci.,1993,7(1):1-8.

[13]Webb R L,Eckert E R G.Application of rough surface to heat exchanger design[J].International Journal of Heat and Mass Transfer，1972,15:1645-1658.

[14]Bunker.Heat transfer and friction factors for flows inside circular tubes with concavity surfaces[R].ASME Paper，GT 2003-38053,2003.

[15]劉高文,張麗,郭濤.凹坑強(qiáng)化傳熱的研究進(jìn)展回顧[J].航空動力學(xué)報(bào)，2007,22(11)：1785-1791.

[16]趙鵬，劉高文，朱曉華，等.間距對凹坑強(qiáng)化傳熱和流動阻力的影響[J].航空動力學(xué)報(bào)，2009，24(10):2266-2271.

[17]Moffat.Turbine blade cooling[R].Symposium on heat transfer in rotating machinery,Hawaii,1985.

[18]Mehendale A B,Han J C.Influence of high mainstream turbulence on leading edge film cooling heat transfer[R].A SME 902GT29,1990.

[19]Li G C，ZHU H R，F(xiàn)AN H M.Influence of hole shape on film cooling characteristics with CO2injection[J].Chinese Journal of Aeronautics，2008，21(5)：393-401.

(責(zé)任編輯：劉劃 英文審校：劉紅江)

Evaluatingmethodofintegratedsealingandcoolingperformancesonthebladetipgap

LI Guang-chao1，CAO Xi-feng1，LING Xu1，2，ZHANG Wei1，KOU Zhi-hai1

(1.Liaoning Key Lab of Advanced Test Technique with Aerospace Propulsion System,Shenyang Aerospace University,Shenyang 110136;2.Unit 73602 Nanjing 211100)

In order to evaluate the sealing and the cooling performances of the blade tip gap,the film cooling effectiveness is introduced into the integrated factor of the enhanced heat transfer and friction coefficient.The integrated factor formula of the sealing and the cooling is deduced.This factor means the ratios of the performances of heat transfer of the evaluated structure to the based structure.The data of the film cooling and sealing of the blade tip gap with the divert plate labyrinth is obtained by numerical simulation.The results show that the cooling performances of the labyrinth have been improved in the range of the studied blowing ratios.The improvement degree increases firstly and then declines with the decrease of the blowing ratios.The sealing performances improve only at the high blowing ratio.The integrated sealing and cooling performances both become better with the smaller blowing ratios.

turbomchinery;sealing;cooling;integrated performance;evaluating method

2014-01-01

國家自然科學(xué)基金(項(xiàng)目編號：51306126)；航空科學(xué)基金(項(xiàng)目編號：2012ZB54006)

李廣超(1979-)，男，遼寧鐵嶺人，副教授，主要研究方向：航空發(fā)動機(jī)熱端部件冷卻技術(shù)，E-mail：ligc706@163.com。

2095-1248(2014)04-0001-05

V231.1

A

10.3969/j.issn.2095-1248.2014.04.001